CN105814285A - 复合风扇入口叶片封堵物 - Google Patents

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Abstract

带肋复合壳(110)包括：成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中；以及在薄环形壳(120)中在滞止肋(114)之间的较薄面板(118)，其中各个面板(118)被成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。壳前凸缘(54)可从薄环形壳(120)沿径向向内延伸。滞止肋(114)可包括成径向堆叠层的条带(126)，其在壳(110)的径向堆叠环形层(128)之间。环形栅格(112)可包括矩形栅格型式(138)、菱形栅格型式(148)或六边形栅格型式(158)。机舱入口(25)可具有带肋复合壳(110)，其在内筒(40)的沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)中的一个或两者内。机舱入口(25)可部分地附连到风扇壳体(16)且沿轴向设置在由壳体(16)围绕的风扇叶片(18)前面。入口(25)可在发动机机舱上。

Description

复合风扇入口叶片封堵物
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮发动机风扇入口，以及，更具体地涉及入口中的风扇叶片封堵物，其用于封堵从受损风扇叶片喷射的叶片片段。
背景技术
航空器燃气涡轮发动机在多个状况中运行，并且异物可吸入发动机中。在发动机的运行期间，以及，特别地在发动机对其提供功率的航空器的移动期间，风扇叶片可被异物冲击且受损，诸如例如鸟或在飞机跑道上带起的碎片。叶片上的冲击可损害叶片且导致叶片片段或整个叶片脱落和以较高速度沿径向向外飞出。
为了限制或最大程度地减小导致的损害，一些已知的发动机包括金属壳体壳，以有利于发动机的径向和轴向刚度，以及有利于减小发动机壳体穿透部附近的应力。但是，壳体壳典型地由金属材料制成，这导致增加发动机以及因此增加机身的重量。为了克服增加重量的缺点，用于燃气涡轮发动机的复合风扇壳体已经开发出，诸如Xie等人的美国专利No.7,246,990中公开的那样，其在2007年7月24日授权且转让给本受让人通用电气公司。
类似于前面提到的美国专利中公开的封堵结构的封堵结构特别在发动机中有效地提供叶片片段的必要封堵。具有高旁通比率的大型发动机揭露了叶片故障模式，其中发现风扇叶片片段被沿径向向外且沿轴向在风扇壳体前面甩出，从而冲击包围发动机的机舱的入口区域。叶片片段可具有足够高的速度，导致在入口上有高能冲击，从而损害可至少部分地由复合材料制成的入口。
这些冲击可足以通过蜂巢结构的压缩而使声学蜂巢衬套塌缩。叶片片段可然后通过入口沿切向离开，以及在航空器在飞行时，可能导致损害航空器。为此，叶片封堵结构公开在Liston等人的美国专利No.5,259,724中，其在1993年9月9日授权且转让给本受让人通用电气公司。美国专利No.5,259,724公开了一种风扇壳体，其包围风扇叶片且用作第一叶片封堵结构。第二叶片封堵结构在发动机机舱内沿轴向定位在风扇壳体的前面。第二封堵结构可包括吸声材料的内衬套(诸如蜂巢面板)，以及钛材料的环，该环具有沿轴向定向的加固件，用于控制断裂的叶片或叶片片段冲击时的弯曲。环可形成为多个弓形节段，其具有边缘，边缘适于与相邻节段连结，以形成完整的环。凸缘可附连到环的后边缘且用来将环连接到风扇壳体。环的前边缘可具有一体形成的凸缘，用于将环附连到机舱内的支承部件。第二叶片封堵结构的位置使得在叶片旋转路径的前面喷射的叶片或叶片片段被环和蜂巢衬套捕捉，因而，防止叶片片段沿轴向射出机舱。
具有轻质发动机和机舱可为非常合乎需要的，所以叶片喷出封堵系统可集成复合材料。如果入口由复合材料制成，则叶片喷出事件导致的损害可导致纤维断裂和分层，这还可在事件之后的发动机的后续滑行和自由旋转阶段期间传播和导致额外二次故障。
还非常合乎需要的是，具有风扇入口叶片喷出或风扇叶片复合封堵系统，其可操作来限制或封堵在包围风扇的风扇壳体前面喷射的叶片片段导致的损害。
发明内容
一种带肋复合壳(110)包括：成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中；较薄面板(118)，其在薄环形壳(120)中，在滞止肋(114)之间；以及各个面板(118)被较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
壳前凸缘(54)可从薄环形壳(120)沿径向向内延伸，而轴向凸缘延伸部(56)可从壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
滞止肋(114)可包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
环形栅格(112)可围绕轴向中心线轴线(30)，并且各个面板(118)可至少部分地被邻接的第一和第二肋(102,104)包围。裂纹滞止肋(114)可布置成以下栅格型式(136)中的一个：矩形栅格型式(138)，其中邻接的第一肋(102)相对于轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸而邻接的第二肋(104)沿周向(142)延伸；菱形栅格型式(148)，其中邻接的第一肋(102)相对于轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸而邻接的第二肋(104)沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸；以及六边形栅格型式(158)，其中邻接的第一肋(102)相对于轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸，邻接的第二肋(104)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸，以及邻接的第三肋(106)沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸。
带肋复合壳(110)可包括成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)，其仅设置在带肋复合壳(110)的轴向延伸部分(92)中并且轴向延伸部分(92)可在带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近。
机舱入口(25)包括圆形环形鼻唇区段(48)，其沿径向设置在沿径向间隔开的环形内筒和外筒(40,42)之间，内筒(40)包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)，内皮和外皮(60,62)中的至少一个具有带肋复合壳(110)。带肋复合壳(110)包括：成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中；较薄面板(118)，其在薄环形壳(120)中，在滞止肋(114)之间；以及各个面板(118)被较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。蜂巢核心(63)可夹在内皮和外皮(60,62)之间。
航空器燃气涡轮发动机组件包括：航空器燃气涡轮发动机(10)，其具有风扇组件(12)，风扇组件(12)具有可围绕纵向延伸轴向中心线轴线(30)旋转的多个沿径向向外延伸的风扇叶片(18)；发动机(10)安装在机舱(32)内，机舱(32)连接到发动机(10)的风扇壳体(16)；风扇壳体(16)围绕风扇叶片(18)；以及沿轴向设置在风扇壳体(16)和风扇叶片(18)的前面的机舱入口(25)，其包括沿径向设置在沿径向间隔开的环形内筒和外筒(40,42)之间的圆形环形鼻唇区段(48)。内筒(40)包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)，并且内皮和外皮(60,62)中的至少一个具有带肋复合壳(110)，带肋复合壳(110)包括成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中。较薄面板(118)在薄环形壳(120)中，在滞止肋(114)之间，并且各个面板(118)被较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
附图说明
图1为包括复合风扇入口的燃气涡轮发动机的示意图，复合风扇入口包括带肋复合壳，其具有裂纹滞止肋，用于叶片喷出物封堵。
图2为图1中示出的复合风扇入口的放大横截面图。
图3为图2中示出的复合风扇入口中的裂纹滞止肋的矩形栅格型式的示意图。
图4为图2中示出的复合风扇入口中的裂纹滞止肋的菱形栅格型式的示意图。
图5为图2中示出的复合风扇入口中的裂纹滞止肋的六边形栅格型式的示意图。
图6为用来形成具有图2中示出的裂纹滞止肋的带肋复合壳的复合层片的层和叠放的示意性横截面图。
具体实施方式
下面详细描述用于航空器燃气涡轮发动机的复合风扇入口壳体。复合壳体包括具有裂纹滞止肋的内复合筒。裂纹滞止肋允许复合壳体阻止在冲击负载下的裂纹传播。复合壳体的内筒典型地由沿周向布置的面板制成，使得当入口被风扇叶片片段损伤时，肋之间的面板可被击出，但是损害限制在几个面板内。在冲击期间，动能由编织层的分层消散，编织层然后捕捉和封堵冲击物体。
图1中示出航空器燃气涡轮发动机10的一个示例性实施例，其包括风扇组件12和核心发动机14。风扇组件12包括风扇壳体16，其包围成阵列的风扇叶片18，风扇叶片18从转子20沿径向向外延伸。核心发动机14包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮26。低压涡轮28驱动风扇叶片18。
参照图1和2，风扇组件12可围绕纵向延伸轴向中心线轴线30旋转。发动机10安装在机舱32内，机舱32连接到发动机10的风扇壳体16。风扇壳体16围绕风扇叶片18。风扇壳体16通过多个沿周向间隔开的支柱34且通过增压风扇组件36支承风扇组件12。机舱32包括环形复合入口25，其通过多个沿周向间隔开的紧固件(诸如螺栓等)附连到风扇壳体16上的前壳体凸缘38。入口25典型地包括沿径向间隔开的环形内筒和外筒40,42。圆形环形鼻唇区段48沿径向设置在内筒和外筒40,42之间。进入发动机10的空气传送通过入口25。
内筒40包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮60,62。蜂巢核心63可夹在内皮和外皮60,62之间。外筒42可为单个复合皮64，如本文示出。外筒42的前边缘39可通过第一多个沿周向间隔开的紧固件47(诸如铆钉等)连接到鼻唇区段48。类似地，内筒40的前边缘39可通过第二多个沿周向间隔开的紧固件57(诸如铆钉、螺栓等)连接到鼻唇区段48。紧固件47,57将入口25的构件固定在一起且在紧固的构件之间传递负载。
前闷头(bulkhead)78延伸在鼻唇区段48的沿径向间隔开的外和内环形壁80,82之间。后闷头79连接内筒和外筒40,42的沿径向间隔开的内筒和外筒后端86,88。前和后闷头78,79有助于入口25的刚度和强度。内筒40上的后凸缘90可用来将入口25连接到风扇壳体16的前壳体凸缘38。复合内筒40直接支承外筒42和鼻唇区段48。入口25的重量和入口25承受的外部负载通过内筒40传递到风扇壳体16。因此，典型的机舱的入口25的复合内筒40可显著提高机舱32的入口25的整体刚度、强度和稳定性。
在风扇叶片或其一部分意外从高旁路涡轮风扇发动机的转子释放时出现"叶片喷出事件"。当在飞行期间突然释放时，风扇叶片可以较大的力冲击周围的风扇壳体，并且在风扇壳体上产生的负载可传递到周围结构，诸如周围机舱32的入口。这些负载可使机舱入口有较大损害，包括损害邻接的内筒40。另外或备选地，释放的风扇叶片或其一部分可直接冲击相邻内筒40的一部分，因此，直接损害内筒40。因为内筒40直接支承风扇壳体16上的入口25，包括外筒42和鼻唇区段48，所以损害内筒40可危害机舱32的结构完整性和稳定性，并且可不利地影响航空器的飞回家的能力。
叶片喷出事件还导致发动机的风扇叶片18失去旋转平衡。在受损发动机10典型地在叶片喷出事件之后停机之后，冲击在不平衡风扇叶片18上的空气流可使风扇叶片18快速自转或"自由旋转"。不平衡风扇18的这种自由旋转可在发动机10和风扇壳体16上施加较大的振动负载，并且这些负载中的至少一些可传递到附连的入口25和机舱32的内筒40。另外，在叶片喷出事件之后，自由旋转的风扇叶片18产生的气动力和吸力可在机舱32的受损入口25上施加较大的负载。这种负载可使受损入口25较大变形且可导致不合需要的气动阻力。这种负载还可使受损复合内筒40中的裂纹或裂口传播，进一步危及机舱32的受损入口25的结构完整性和稳定性。这个损害可导致纤维断裂和分层，在事件之后在后续滑行和自由旋转期间这还可传播且导致额外二次故障。因此，需要用于涡轮风扇航空器发动机的机舱结构，其能够在叶片喷出事件之后保持基本稳定和气动的构造，并且因此在这种意外之后支持航空器飞回家的能力。特别地，需要用于高旁通风扇航空器发动机的机舱入口结构，即使其复合内筒由于叶片喷出事件受到较大损害，其仍然保持其结构完整性和稳定的气动构造。
参照图3和6，带肋复合壳110可用于内筒40的复合内皮和外皮60,62中和外筒42中。各个带肋复合壳110包括成环形栅格112的较厚裂纹滞止肋114，其嵌入较薄环形壳120中。本文示出的带肋复合壳110的示例性实施例具有成环形栅格112的裂纹滞止肋114，其仅嵌入带肋复合壳110的轴向延伸部分92，如图2中示出。在特定实施例中，带肋复合壳110具有成环形栅格112的裂纹滞止肋114，其仅设置在带肋复合壳110的在带肋复合壳110的后端94处或附近的轴向延伸部分92中，如图2中示出。
参照图3-5，各个带肋复合壳110包括较薄面板118，其由成组122的邻接的较厚肋116完全包围。邻接的肋116相对于彼此成角度。参照图2，带肋复合壳110包括壳前凸缘54，其从薄环形壳120沿径向向内延伸。从壳前凸缘54沿轴向延伸的轴向凸缘延伸部56用来将带肋复合壳110附连到内筒40。
参照图3-6，带肋复合壳110设计成将损害限制在薄壳部分或面板118内，在带肋复合壳110的肋114之间。肋114沿径向完全延伸通过带肋复合壳110。肋114可通过在叠放带肋复合壳110的预浸料坯134期间将薄或狭窄条带或狭窄复合层片130插入宽复合层片132之间而形成，如图6中示出。置于环形宽复合层片132之间的狭窄复合层片130的叠放形成肋114和在肋114之间的面板118。带肋复合壳110包括在径向堆叠环形层128之间的成径向堆叠层的条带126，其对应于置于环形宽复合层片132之间的狭窄复合层片130。
用来建立预浸料坯的复合层片可由通过基质形成和保持在一起的一种类型的纤维纺织物制成。纤维纺织物可包括带、织物、编织物、提花织物或锻子。基质可包括环氧树脂、比斯莫尔亚米得(Bismolyamid)，或PMR15。纤维可包括碳、凯夫拉尔(Kevlar)或其它芳族聚酰胺或玻璃。
成栅格112的较厚裂纹滞止肋114可具有多个栅格型式136，其示例示出在图3-5中。示出在图3中的矩形栅格型式138包括相对于轴向中心线轴线30沿轴向140延伸的邻接的第一肋102，以及沿周向142延伸的邻接的第二肋104。示出在图4中的菱形栅格型式148包括相对于轴向中心线轴线30对角地150延伸的邻接的肋116。菱形栅格型式148中的各组122邻接的肋116包括沿轴向且沿周向顺时针延伸的第一肋102和沿轴向且沿周向逆时针延伸的第二肋104。示出在图5中的六边形栅格型式158包括布置成六边形160的肋114，并且包括沿轴向延伸的第一肋102、沿轴向且沿周向顺时针延伸的第二肋104，以及沿轴向且沿周向逆时针延伸的第三肋106。在所有型式中的肋114将面板118包围在肋114之间。
虽然在本文描述了所认为的本发明的最优选的示例性实施例，但是根据本文的教导，本发明的其它修改对于本领域技术人员将显而易见，因此，合乎需要的是，落在本发明的真实精神和范围内的所有这种修改在所附权利要求中得到保护。因此，期望由美国专利法所要保护的是所附权利要求中限定和区分的发明。

Claims (30)

1.一种带肋复合壳(110)，包括：
成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中，
较薄面板(118)，其在所述薄环形壳(120)中，在所述滞止肋(114)之间，以及
所述面板(118)中的各个被所述较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
2.根据权利要求1所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括壳前凸缘(54)，其从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸。
3.根据权利要求2所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括轴向凸缘延伸部(56)，其从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
4.根据权利要求1所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
5.根据权利要求4所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)和从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸的轴向凸缘延伸部(56)。
6.根据权利要求1所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：
所述环形栅格(112)，其围绕轴向中心线轴线(30)；
所述面板(118)中的各个至少部分地被邻接的第一和第二肋(102,104)包围；
所述裂纹滞止肋(114)布置成选自以下栅格型式的栅格型式(136)；
矩形栅格型式(138)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿周向(142)延伸的所述邻接的第二肋(104)；
菱形栅格型式(148)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的所述邻接的第二肋(104)；以及
六边形栅格型式(158)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)、沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第二肋(104)，以及沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的邻接的第三肋(106)。
7.根据权利要求6所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)。
8.根据权利要求7所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸的轴向凸缘延伸部(56)。
9.根据权利要求6所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
10.根据权利要求9所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)。
11.根据权利要求10所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括轴向凸缘延伸部(56)，其从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
12.根据权利要求9所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)仅设置在所述带肋复合壳(110)的轴向延伸部分(92)中。
13.根据权利要求12所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述轴向延伸部分(92)在所述带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近。
14.一种机舱入口(25)，包括：
圆形环形鼻唇区段(48)，其沿径向设置在沿径向间隔开的环形内筒和外筒(40,42)之间，
所述内筒(40)包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)，
所述内皮和外皮(60,62)中的至少一个具有带肋复合壳(110)，所述带肋复合壳(110)包括成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中，
较薄面板(118)，其在所述薄环形壳(120)中，在所述滞止肋(114)之间，以及
所述面板(118)中的各个被所述较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
15.根据权利要求14所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述外皮(62)具有所述带肋复合壳(110)和从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)。
16.根据权利要求15所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括轴向凸缘延伸部(56)，其从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
17.根据权利要求14所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
18.根据权利要求17所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)仅设置在所述带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近的轴向延伸部分(92)中。
19.根据权利要求14所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：
所述环形栅格(112)围绕轴向中心线轴线(30)；
所述面板(118)中的各个至少部分地被邻接的第一和第二肋(102,104)包围；
所述裂纹滞止肋(114)布置成选自以下栅格型式的栅格型式(136)；
矩形栅格型式(138)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿周向(142)延伸的所述邻接的第二肋(104)；
菱形栅格型式(148)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的所述邻接的第二肋(104)；以及
六边形栅格型式(158)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)、沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第二肋(104)和沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的邻接的第三肋(106)。
20.根据权利要求19所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
21.根据权利要求20所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)仅设置在所述带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近的轴向延伸部分(92)中。
22.根据权利要求21所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括蜂巢核心(63)，其夹在所述内皮和外皮(60,62)之间。
23.一种航空器燃气涡轮发动机组件，包括：
航空器燃气涡轮发动机(10)，其包括风扇组件(12)，所述风扇组件(12)包括多个沿径向向外延伸的风扇叶片(18)，其可围绕纵向延伸轴向中心线轴线(30)旋转，
所述发动机(10)安装在机舱(32)内，所述机舱(32)连接到所述发动机(10)的风扇壳体(16)上，
所述风扇壳体(16)围绕所述风扇叶片(18)，
沿轴向设置在所述风扇壳体(16)和所述风扇叶片(18)的前面的机舱入口(25)，其包括沿径向设置在沿径向间隔开的环形内筒和外筒(40,42)之间的圆形环形鼻唇区段(48)，
所述内筒(40)包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)，
所述内皮和外皮(60,62)中的至少一个具有带肋复合壳(110)，所述带肋复合壳(110)包括成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中，
较薄面板(118)，其在所述薄环形壳(120)中，在所述滞止肋(114)之间，以及
所述面板(118)中的各个被所述较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
24.根据权利要求23所述的航空器燃气涡轮发动机组件，其特征在于，还包括：所述外皮(62)具有所述带肋复合壳(110)和从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)。
25.根据权利要求23所述的航空器燃气涡轮发动机组件，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
26.根据权利要求25所述的航空器燃气涡轮发动机组件，其特征在于，还包括：所述成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)仅设置在所述带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近的轴向延伸部分(92)中。
27.根据权利要求23所述的航空器燃气涡轮发动机组件，其特征在于，还包括：
所述环形栅格(112)围绕轴向中心线轴线(30)；
所述面板(118)中的各个至少部分地被邻接的第一和第二肋(102,104)包围；
所述裂纹滞止肋(114)布置成选自以下栅格型式的栅格型式(136)；
矩形栅格型式(138)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿周向(142)延伸的所述邻接的第二肋(104)；
菱形栅格型式(148)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的所述邻接的第二肋(104)；以及
六边形栅格型式(158)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)、沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第二肋(104)和沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的邻接的第三肋(106)。
28.根据权利要求27所述的航空器燃气涡轮发动机组件，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
29.根据权利要求28所述的航空器燃气涡轮发动机组件，其特征在于，还包括：所述成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)仅设置在所述带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近的轴向延伸部分(92)中。
30.根据权利要求29所述的航空器燃气涡轮发动机组件，其特征在于，还包括蜂巢核心(63)，其夹在所述内皮和外皮(60,62)之间。
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